JP5308354B2 - 航空機胴体セクションおよび１つの同セクションを備える航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の胴体セクションおよびそのようなセクションを備える航空機に関する。

民間航空機は、たとえば飛行中に掛かる機械的負荷に耐えられるようにストリンガおよびフレームなどの補強要素によって補強されている通常擬似円筒形の胴体を備えることが知られている。

たとえば民間航空機では、胴体の側壁に窓を収容する開口が設けられ、乗客が機体の外部の状況を直接見ることを可能にする。

しかし、これらの窓が多くの欠点を生む。第１に、航空機の窓には、乗客にある程度の快適さをもたらすために、外部から胴体の内部空間への熱遮蔽および騒音遮蔽を施さなければならない。また、窓は気密かつ水密でなければならない。

通常胴体の外板にリベット止めされている窓枠もまた、胴体の撓みから生じる荷重および窓に掛かる与圧などの機械的負荷に耐えなければならない。

窓は、同時に、航空機の空気力学的形状を有さねばならない。

これら全ての負荷によって、製造業者は窓の領域に特別な補強を施さざるを得なくなる。

図１は、従来技術の航空機の胴体セクションの部分図である。このセクションは、一定間隔で配置され、胴体セクションの長手方向軸２に沿って整列する窓１を備える。その胴体セクションは、該セクションを機械的に補強し、側面にその形状を持たせることを可能にする、トルク（ｔｏｒｑｕｅ）とも呼ばれるフレーム３を備える。連続する２つのフレーム３を隔てる距離を意味するフレームピッチは、窓１の幅より大きい。

図２は、これらの窓１が受け得る機械的負荷を概略的に示す。

機械的負荷には２つのタイプがある。これらは一般に、胴体の撓みに関係する剪断力４、ならびに胴体セクションに関して横方向および長手方向に作用する予圧力５である。

これら全ての負荷により、製造業者は、窓の機械的耐性を保障するために、窓１の開口位置の胴体壁およびフレームを過度に厚くすることによって窓領域１を特別に補強せざるを得なくなる。

胴体セクションの側壁の開口内の窓１の組立は機械的ファスナを使用して実施される。

しかし、この組立は、作業者にとって難しく、時間の掛かる作業である。したがって、この組立は、整備の際に航空機を拘束する点で経費が掛かる。

さらに、胴体壁のこれらの特別な補強はまた、航空機のケロシン消費量に負の効果を有する追加重量を意味する。

したがって、窓の近傍における胴体壁の機械的機能を発揮させながら航空機胴体の固有質量を減少させる必要がある。

したがって、本発明の目的は、設計および作業が簡単であり、航空機の構造に関して極めて高い機械的耐性を有する一方でその航空機の胴体構造の質量を減少させることのできる、航空機の簡単な胴体セクションを提供することである。

この胴体構造の質量の削減は、窓のメッシュのパターンが胴体構造上で多数回繰り返されるのでますます重要になる。

本発明の別の目的は、現況技術で適うものより寸法が大きい窓を備える胴体セクションである。

この目的のために、本発明は、フレームと、窓を収容する開口とを備える、航空機の胴体セクションに関する。

本発明によれば、少なくともいくつかのフレームが、少なくとも１つの開口を囲繞する少なくとも１つのフレームセクタを備え、このフレームセクタが、開口に対してその側方に配置された２つの分枝を備え、前記分枝の両端が、このフレームセクタの各端部位置でＹ字形を形成するように結合されている。

有利には、本発明は、任意のタイプの周知の航空機胴体に適用することができる。単なる例示として、ダブルデッキ航空機の胴体セクションの側壁は、各デッキについて、窓を収容するための１列の開口と、フレームとを備える。少なくともいくつかのフレームは、それぞれ、２つのフレームセクタ、すなわち１デッキ当たり窓１つ毎に１フレームセクタを備える。

本発明の胴体セクションは、窓の幅が、連続する２つの胴体フレームを隔てる距離と実質的に同じかまたはそれよりさらに大きい航空機の胴体に特に適用される。

さらに、フレームセクタは、単体として、またはいくつかの部分に分けて窓を囲繞することができる。この後者の場合、これらの部分は、１つまたは複数の横断部材によって離隔される。例示として、横断部材は、視野を、３角形、半円形、または他の任意の形状を有する２つの開口に分割し得る。

この胴体セクションの様々な特定の実施形態では、それぞれがその特定の利点を有し、多くの可能な技術的組合せに依ることができる。
− フレームセクタの分枝が、窓を前記開口に固定する手段を収容する陥凹を形成する。

窓を固定するこれらの手段は、好ましくは、固定クリップと、このクリップを窓枠に結合する部材とを備える。これら結合部材としては、たとえばスタッド、スクリュー、およびボルトがある。
− フレームセクタが、固定クリップを備える窓固定手段によって前記開口に固定された窓を具備し、この固定クリップの外周の少なくとも一部分が、フレームセクタの分枝と協働して作用力を受け持つ形状を有する。

したがって、窓枠に取り付けられる固定クリップは、好ましくは、このフレームセクタの各分枝の内周にその側方外周が適合し得る形状を有し、それにより、開口への作用力を受け持ち、それを逸らせる。
− 前記フレームが少なくとも２つのフレーム部分を備え、この胴体セクションが、このフレームセクタをフレーム部分に固定する部材を備え、
− この固定部材が添え継板を備え、
− フレームセクタが、単体として複合材料から製作される。

有利には、これらのフレームセクタは、航空分野での用途に関する機械的耐性および対腐蝕規準耐性を満足する複合材料から製作される。

たとえば、フレームセクタは、射出法または型押法を用いて製造される炭素繊維および樹脂に基づく複合材料製である。
− 胴体セクションの長手方向に連続する２つのフレーム支持部が、安定板を介して一体に連結されている。

この安定板は、有利には、ケーブルや空調ダクトなどの１つまたは複数の延在要素を収容し得る陥凹を２つのフレームセクタ間に画成することを可能にする。
− そのような胴体セクションは、開口とフレームセクタの少なくとも１つの端部との間に配置されたストリンガを備える。

最後に、本発明は、その側壁が窓を備える胴体を有する航空機に関する。

本発明によれば、胴体は、少なくとも１つの上記のような胴体セクションを備える。

有利には、前記航空機の窓の横方向寸法が、胴体の連続する２つのフレームを隔てる距離以上である。

本発明が、添付図面を参照してより詳細に以下に記述される。

従来技術の航空機の胴体セクションの概略部分図である。 図１の胴体セクションの窓の内部に掛かり得る機械的負荷を概略的に表す図である。 本発明の特定の実施形態による、航空機の胴体セクションの透視図である。 図３の胴体セクションの窓に掛かり得る機械的負荷を概略的に表す図である。 図３の胴体セクションの概略正面図である。 図５の胴体セクションの軸Ａ−Ａに沿った断面図である。

図３は、本発明の特定の実施形態による、航空機の胴体セクションを示す。胴体セクションは、１つの複合材胴体セクションであり得る。例示として、胴体セクションは炭素繊維基であり得る。

胴体セクションは、フレーム１０と、開口に取り付けられた窓１１とを備える。これらの窓１１は、胴体セクションの長手方向軸１２に沿って整列させられ、一定間隔で配置されている。

各フレーム１０は、窓１１を囲繞するフレームセクタによって一体に連結された２つのフレーム部分１３、１４を備える。フレームセクタは、これらのフレーム部分１３、１４によって固定部材を用いて一体化される。固定部材としては、たとえば、フレームセクタを上側構造および下側構造のフレームと連結し、それにより、位置決めにある程度の柔軟性を与える添え継板がある。

これらの添え継板は、金属または複合材料から製作することができる。例示として、それらは、金属製の場合、チタニウム、インコネル、またはアルミニウム合金から製作される。ただし別法として、それらを熱可塑性複合材料から製作することもできる。

窓１１は、周知の態様では、外側透明要素と、少なくとも１つの内側透明要素と、窓枠とを備える。

この窓の内側透明要素は、好ましくは、楕円形を有する。有利には、窓の内側透明要素の寸法は５２０×２９９ｍｍ程度であり、それにより、従来技術の周知の窓より広い視野を乗客に提供する。

当然、窓１１は、３角形、円形、矩形、または他の任意の形状を含む群から選択されるいかなる他の形状をも有することができる。

各フレームセクタは、窓１１に対してその側方に配置され、フレームセクタの両端部１７、１８それぞれの位置でＹ字形を形成するようにその両端部が結合される２つの分枝１５、１６を備える。

分枝１５、１６はまた、その中央部分にドーム形状を有し、したがって、フレームセクタは実質的に楕円形である。

各窓１１は、実質的に、その対応するフレームセクタの中心にあり、フレームセクタの側方分枝１５、１６は窓１１の外周からある距離だけ隔てられている。

胴体セクションの補強要素は、フレーム１０と、ストリンガ１９とをさらに備える。胴体セクションは、窓１１とフレームセクタの各端部１７、１８との間に配置されたストリンガ１９を備える。このストリンガ１９は、窓１１に対して接線方向に配置され、窓１１を収容する胴体側壁の開口の上端および下端に対して縁部を形成することを可能にする。さらに、それにより、本発明の胴体セクションの面の外側の補強が最小限に抑えられる。

図４は、胴体セクション、より詳細には窓１１に掛かる負荷のシミュレーションの結果を概略的に示す。

本発明のフレームセクタは、有利には、与圧に関係する流れを窓周りにＹ字形に通すことに留意されたい。図２と図４を比較すると、それにより、現況技術とは対照的に、窓１１が、与圧によって生じる負荷を直接受けることはなくなったことに留意されたい。胴体セクションの下側領域から上側領域への負荷の通路が、窓の寸法を大きくすることを可能にする。

さらに、フレームセクタは窓間のメッシュの対角線に沿って通っており、それにより、フレームセクタが窓の囲繞部の剪断力を受け持つことが可能になる（垂直ガストの場合）。

安定板２０が、胴体セクションの長手方向１２に連続する２つのフレーム支持部の間に配置されている。これらの板２０は、フレームセクタを安定させ、開口への作用力を受け持つことを可能にする。

図６は、図５の胴体セクションの軸Ａ−Ａに沿った部分断面図を示す。図３の要素と同じ参照符号を持つ要素は、以後重ねて説明しないが、同じ物を表す。

胴体セクションの側壁２１は、窓１１が取り付けられる開口を備える。この窓１１は、外側透明要素２２と、少なくとも１つの内側透明要素（図示せず）とを備える。可撓接合部が、外側透明要素２２と内側透明要素を、中間間隙を介してそれらを互いに離隔状態に保ちながら、組み立てることを可能にする。この接合部は、たとえばエラストマーから製作される。

胴体セクションの側壁２１は開口の外周に沿って面取り部２４を有し、この面取り部２４が、外側透明要素２２の縁部の形状と実質的に同様である形状を有し、それにより、外側透明要素２２をこの開口内で横方向および長手方向に固定する。透明要素２２の最外面は、航空機胴体の側壁と空気力学的連続性を形成する形状を有する。

窓１１は、従来通り、窓１１の枠にナットおよびスタッドを用いて取り付けられる固定クリップ２３を使用して開口に固定される。

安定板２０および固定クリップ２３がフレームセクタと協働することによって、フレームセクタを安定させることができる。

Claims (10)

1. フレームと、窓（１１）を収容する開口とを備える航空機の胴体セクションにおいて、少なくともいくつかの前記フレーム（１０）が、それぞれ、少なくとも１つの開口を囲繞する少なくとも１つのフレームセクタを備え、前記フレームセクタが、前記開口に対してその側方に配置された２つの分枝（１５、１６）を備え、前記分枝（１５、１６）の両端が、前記フレームセクタの各端部（１７、１８）位置でＹ字形を形成するように結合され、また前記開口が実質的に前記フレームセクタの中心にあり、前記フレームセクタが実質的に楕円形を有し、更に前記セクションの長手方向に連続する２つのフレーム支持部が、安定板（２０）を介して一体に連結されていることを特徴とするセクション。
2. 前記フレームセクタの前記分枝（１５、１６）が、窓（１１）を前記開口に固定する手段を収容する陥凹を形成することを特徴とする、請求項１に記載のセクション。
3. 前記フレームセクタが、固定クリップ（２１）を備える、窓（１１）を固定する手段によって、前記開口に固定された窓（１１）を具備し、前記固定クリップ（２１）の外周の少なくとも一部分が、前記フレームセクタの分枝（１５、１６）と協働して作用力を受け持つ形状を有することを特徴とする、請求項１に記載のセクション。
4. 前記開口が、楕円形、矩形、３角形を含む群から選択された形状を有することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のセクション。
5. 前記フレームが少なくとも２つのフレーム部分（１３、１４）を備え、前記セクションが、前記フレームセクタを前記フレーム部分に固定する部材を備えることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のセクション。
6. 前記固定部材が添え継板を備えることを特徴とする、請求項５に記載のセクション。
7. 前記フレームセクタが、単体として複合材料から製作されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のセクション。
8. 前記開口と前記フレームセクタの少なくとも１つの端部（１７、１８）との間に配置されたストリンガ（１９）を備えることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載のセクション。
9. その側壁が窓を備える胴体を有する航空機において、前記胴体が、請求項１から８の一項に記載の少なくとも１つの胴体セクションを備えることを特徴とする航空機。
10. 前記窓（１１）の横方向寸法が、胴体の連続する２つのフレームを隔てる距離以上であることを特徴とする、請求項９に記載の航空機。